Airfoil Tools
Search 1636 airfoils Google+
You have 0 airfoils loaded.
Your Reynold number range is 50,000 to 1,000,000. (set)

GOE 304 (FRIEDRICHSHAFEN G02) AIRFOIL (goe304-il) Xfoil prediction polar at RE=100,000 Ncrit=5


Details Polar file
Airfoil: GOE 304 (FRIEDRICHSHAFEN G02) AIRFOIL (goe304-il)
Reynolds number: 100,000
Max Cl/Cd: 64.08 at α=5.75°
Description: Mach=0 Ncrit=5
Source: Xfoil prediction
Download polar: xf-goe304-il-100000-n5.txt
Download as CSV file: xf-goe304-il-100000-n5.csv

  
       XFOIL         Version 6.96
  
 Calculated polar for: GOE 304 (FRIEDRICHSHAFEN G02) AIRFOIL           
  
 1 1 Reynolds number fixed          Mach number fixed         
  
 xtrf =   1.000 (top)        1.000 (bottom)  
 Mach =   0.000     Re =     0.100 e 6     Ncrit =   5.000
  
   alpha    CL        CD       CDp       CM     Top_Xtr  Bot_Xtr
  ------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
  -9.500  -0.2491   0.11721   0.11207  -0.0357   1.0000   0.0471
  -9.250  -0.2556   0.11612   0.11105  -0.0348   1.0000   0.0474
  -9.000  -0.2665   0.11553   0.11056  -0.0333   1.0000   0.0475
  -8.750  -0.2665   0.11368   0.10878  -0.0351   0.9969   0.0478
  -8.500  -0.2442   0.10855   0.10363  -0.0356   0.9945   0.0487
  -8.250  -0.2263   0.10497   0.10004  -0.0388   0.9892   0.0498
  -8.000  -0.2078   0.10150   0.09656  -0.0431   0.9837   0.0510
  -7.750  -0.1920   0.09829   0.09335  -0.0471   0.9757   0.0521
  -7.500  -0.1768   0.09532   0.09039  -0.0521   0.9664   0.0534
  -7.250  -0.1567   0.09233   0.08737  -0.0615   0.9552   0.0541
  -7.000  -0.1350   0.08850   0.08352  -0.0676   0.9472   0.0545
  -6.750  -0.1146   0.08442   0.07944  -0.0672   0.9443   0.0556
  -6.500  -0.0984   0.08153   0.07655  -0.0691   0.9343   0.0571
  -6.250  -0.0726   0.07811   0.07310  -0.0748   0.9283   0.0593
  -6.000  -0.0494   0.07526   0.07018  -0.0822   0.9160   0.0613
  -5.750  -0.0157   0.07193   0.06671  -0.0934   0.9054   0.0620
  -5.500  -0.0008   0.06837   0.06319  -0.0919   0.8992   0.0627
  -5.250   0.0196   0.06538   0.06018  -0.0930   0.8923   0.0639
  -5.000   0.0417   0.06265   0.05742  -0.0955   0.8833   0.0656
  -4.750   0.0940   0.05980   0.05420  -0.1096   0.8741   0.0710
  -4.500   0.1054   0.05648   0.05098  -0.1074   0.8664   0.0719
  -4.250   0.1274   0.05386   0.04835  -0.1080   0.8600   0.0738
  -4.000   0.1521   0.05152   0.04593  -0.1102   0.8506   0.0765
  -3.750   0.2024   0.04857   0.04256  -0.1193   0.8443   0.0818
  -3.500   0.2184   0.04606   0.04012  -0.1185   0.8346   0.0830
  -3.250   0.2454   0.04375   0.03775  -0.1198   0.8285   0.0855
  -2.750   0.3083   0.03940   0.03303  -0.1249   0.8122   0.0957
  -2.500   0.3319   0.03781   0.03140  -0.1252   0.8031   0.1008
  -2.250   0.3811   0.03376   0.02655  -0.1295   0.7965   0.0706
  -2.000   0.4088   0.03115   0.02379  -0.1303   0.7888   0.0633
  -1.750   0.4387   0.02934   0.02176  -0.1309   0.7808   0.0596
  -1.500   0.4701   0.02757   0.01969  -0.1317   0.7741   0.0579
  -1.250   0.4987   0.02625   0.01811  -0.1319   0.7655   0.0585
  -1.000   0.5306   0.02494   0.01645  -0.1325   0.7593   0.0597
  -0.750   0.5580   0.02389   0.01516  -0.1323   0.7503   0.0595
  -0.500   0.5884   0.02282   0.01379  -0.1325   0.7435   0.0594
  -0.250   0.6161   0.02201   0.01275  -0.1322   0.7352   0.0596
   0.000   0.6452   0.02127   0.01176  -0.1320   0.7278   0.0606
   0.250   0.6730   0.02070   0.01103  -0.1318   0.7202   0.0630
   0.500   0.7002   0.02024   0.01053  -0.1315   0.7121   0.0650
   0.750   0.7284   0.01975   0.00994  -0.1313   0.7050   0.0663
   1.000   0.7548   0.01939   0.00953  -0.1307   0.6963   0.0680
   1.250   0.7835   0.01906   0.00907  -0.1305   0.6896   0.0710
   1.500   0.8084   0.01883   0.00895  -0.1299   0.6803   0.0750
   1.750   0.8363   0.01856   0.00862  -0.1295   0.6735   0.0785
   2.000   0.8615   0.01848   0.00854  -0.1289   0.6639   0.0827
   2.250   0.8898   0.01835   0.00835  -0.1286   0.6565   0.0906
   2.500   0.9150   0.01834   0.00836  -0.1280   0.6464   0.0980
   2.750   0.9424   0.01824   0.00823  -0.1276   0.6370   0.1143
   3.000   0.9680   0.01798   0.00826  -0.1270   0.6245   0.2131
   3.500   1.0164   0.01696   0.00829  -0.1250   0.5997   1.0000
   3.750   1.0418   0.01714   0.00834  -0.1243   0.5886   1.0000
   4.000   1.0658   0.01739   0.00854  -0.1235   0.5767   1.0000
   4.250   1.0907   0.01761   0.00870  -0.1228   0.5657   1.0000
   4.500   1.1154   0.01783   0.00885  -0.1220   0.5546   1.0000
   4.750   1.1388   0.01809   0.00911  -0.1211   0.5417   1.0000
   5.000   1.1623   0.01835   0.00934  -0.1202   0.5287   1.0000
   5.250   1.1856   0.01862   0.00956  -0.1192   0.5154   1.0000
   5.500   1.2083   0.01890   0.00979  -0.1182   0.5011   1.0000
   5.750   1.2304   0.01920   0.01005  -0.1170   0.4857   1.0000
   6.000   1.2517   0.01954   0.01036  -0.1158   0.4692   1.0000
   6.250   1.2724   0.01992   0.01069  -0.1145   0.4525   1.0000
   6.500   1.2929   0.02034   0.01107  -0.1132   0.4362   1.0000
   6.750   1.3124   0.02080   0.01150  -0.1117   0.4190   1.0000
   7.000   1.3311   0.02130   0.01197  -0.1102   0.4012   1.0000
   7.250   1.3489   0.02184   0.01248  -0.1085   0.3827   1.0000
   7.500   1.3655   0.02244   0.01303  -0.1068   0.3634   1.0000
   7.750   1.3807   0.02310   0.01365  -0.1048   0.3436   1.0000
   8.000   1.3951   0.02380   0.01430  -0.1027   0.3251   1.0000
   8.250   1.4089   0.02454   0.01500  -0.1006   0.3086   1.0000
   8.500   1.4211   0.02532   0.01575  -0.0983   0.2936   1.0000
   8.750   1.4323   0.02614   0.01657  -0.0959   0.2801   1.0000
   9.000   1.4430   0.02703   0.01745  -0.0935   0.2677   1.0000
   9.250   1.4526   0.02802   0.01841  -0.0911   0.2565   1.0000
   9.500   1.4634   0.02899   0.01942  -0.0889   0.2454   1.0000
   9.750   1.4732   0.03006   0.02051  -0.0868   0.2356   1.0000
  10.000   1.4816   0.03123   0.02170  -0.0845   0.2264   1.0000
  10.250   1.4913   0.03238   0.02292  -0.0826   0.2173   1.0000
  10.500   1.4980   0.03374   0.02425  -0.0804   0.2092   1.0000
  10.750   1.5071   0.03500   0.02564  -0.0786   0.2003   1.0000
  11.000   1.5129   0.03651   0.02715  -0.0766   0.1929   1.0000
  11.250   1.5211   0.03793   0.02870  -0.0749   0.1848   1.0000
  11.500   1.5260   0.03959   0.03035  -0.0731   0.1785   1.0000
  11.750   1.5341   0.04112   0.03203  -0.0715   0.1715   1.0000
  12.000   1.5390   0.04288   0.03383  -0.0699   0.1654   1.0000
  12.250   1.5446   0.04465   0.03569  -0.0685   0.1594   1.0000
  12.500   1.5490   0.04655   0.03770  -0.0671   0.1529   1.0000
  12.750   1.5509   0.04866   0.03980  -0.0657   0.1474   1.0000
  13.000   1.5545   0.05075   0.04208  -0.0647   0.1407   1.0000
  13.250   1.5548   0.05313   0.04449  -0.0636   0.1353   1.0000
  13.500   1.5572   0.05542   0.04692  -0.0627   0.1301   1.0000
  13.750   1.5583   0.05788   0.04952  -0.0619   0.1252   1.0000
  14.000   1.5576   0.06054   0.05221  -0.0611   0.1214   1.0000
  14.250   1.5591   0.06313   0.05498  -0.0605   0.1170   1.0000
  14.500   1.5581   0.06603   0.05802  -0.0601   0.1127   1.0000
  14.750   1.5550   0.06918   0.06121  -0.0598   0.1091   1.0000
  15.000   1.5536   0.07233   0.06453  -0.0596   0.1051   1.0000
  15.250   1.5502   0.07579   0.06815  -0.0597   0.1011   1.0000
  15.500   1.5449   0.07949   0.07190  -0.0599   0.0977   1.0000
  15.750   1.5404   0.08325   0.07579  -0.0602   0.0942   1.0000
  16.000   1.5345   0.08732   0.08004  -0.0608   0.0904   1.0000
  16.250   1.5274   0.09159   0.08439  -0.0616   0.0871   1.0000
  16.500   1.5206   0.09584   0.08869  -0.0624   0.0839   1.0000
  16.750   1.5122   0.10064   0.09374  -0.0637   0.0803   1.0000
  17.000   1.5032   0.10558   0.09881  -0.0652   0.0769   1.0000
  17.250   1.4953   0.11022   0.10348  -0.0667   0.0739   1.0000
  17.500   1.4842   0.11590   0.10940  -0.0688   0.0706   1.0000
  17.750   1.4730   0.12165   0.11535  -0.0712   0.0673   1.0000
  18.000   1.4633   0.12713   0.12091  -0.0737   0.0645   1.0000
  18.250   1.4526   0.13299   0.12693  -0.0765   0.0618   1.0000
  18.500   1.4399   0.13949   0.13364  -0.0798   0.0590   1.0000
  18.750   1.4296   0.14560   0.13985  -0.0831   0.0566   1.0000
  19.000   1.4211   0.15137   0.14568  -0.0864   0.0545   1.0000
  19.250   1.4070   0.15867   0.15318  -0.0907   0.0523   1.0000
<< Back to GOE 304 (FRIEDRICHSHAFEN G02) AIRFOIL (goe304-il)

Polar data table (+)

Polar graphs


<< Back to GOE 304 (FRIEDRICHSHAFEN G02) AIRFOIL (goe304-il)